WO2011157926A1 - Nacelle de turboreacteur - Google Patents

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WO2011157926A1
WO2011157926A1 PCT/FR2011/051304 FR2011051304W WO2011157926A1 WO 2011157926 A1 WO2011157926 A1 WO 2011157926A1 FR 2011051304 W FR2011051304 W FR 2011051304W WO 2011157926 A1 WO2011157926 A1 WO 2011157926A1
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nacelle
zone
flow
wall
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Xavier Bouteiller
Laurent Albert Blin
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Aircelle
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Definitions

  • the present invention relates to a turbojet engine nacelle. It relates more particularly to a nacelle comprising at least one nacel element having a wall delimiting a main flow channel, said channel having a variable flow passage section with at least a first channel zone whose section of passage is greater than that of at least one second zone of the channel.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical system for actuating thrust reversers.
  • a nacelle N generally has a tubular structure comprising an air inlet section SE1 upstream of the turbojet engine (not shown), a median section SE2 intended to surround a fan S of the turbojet engine, a downstream section SE3 generally housing thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an outlet section SE4 whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the air intake section SE1 is in the form of an input structure element 1 of the nacel N, s itu é am have turbojet engine and blower S of the turbojet, and this element of input structure 1 has an inner tubular wall 10 delimiting an inlet channel 1 1 of air in the n-boat.
  • the median section SE2 is in the form of a median structure element 2, located upstream of the turbojet engine and surrounding the fan S, and this median structure element 2 has an internal tubular wall 20 delimiting, with the fan S, a annular channel 21 of air circulation.
  • the downstream section SE3 comprises two concentric downstream structure elements 30, 31 situated in front of the turbojet, namely:
  • This downstream external structural element 30 has an internal tubular wall 32 and this downstream internal structural element 31 has an outer annular wall 33, where these tubular walls 32 and 33 delimit between them an annular flow channel 34, also called a vein, intended to channel the flow of cold air flowing outside the turbojet engine.
  • OFS Outer Fixed Structure
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the turbojet engine of the double flow type generates, by means of the blades of the fan S, a rotation of a hot air flow (also called primary flow) coming from the combustion chamber of the turbojet engine, and an air flow. cold (secondary flow) flowing outside the turbojet in the annular flow channel 34.
  • a hot air flow also called primary flow
  • an air flow cold (secondary flow) flowing outside the turbojet in the annular flow channel 34.
  • the outlet section SE4 comprises at least one gas ejection nozzle element 4 situated downstream of the turbojet engine, where this nozzle element 4 comprises at least one annular wall 40 delimiting an outlet channel 41 from the exhaust air.
  • this nozzle element 4 comprises at least one annular wall 40 delimiting an outlet channel 41 from the exhaust air.
  • the primary and secondary flows are not mixed, that is to say that they are separated at the output and circulate respectively in primary and secondary nozzle elements.
  • the primary and secondary flows are mixed downstream of the engine within a common nozzle element.
  • FIG. 2 illustrates an example of acoustic attenuation panel 5, of the sandwich composite panel type, comprising:
  • a structuring skin 50 of the so-called “full” air-impermeable skin type, fixed against the wall of the nacelle element concerned;
  • a perforated skin 51 of the so-called “acoustic" air-permeable skin type, at least partially delimiting the flow channel in this nacelle element;
  • Such panels are acoustic resonators capable of "trapping" the noise and thus to reduce noise emissions towards the outside of the nacelle.
  • the core 52 is made of honeycomb-like cellular structure material.
  • This material comprises a plurality of cellular cells delimited by side walls, each cellular cell communicating with these neighbors.
  • Such panels with cellular structure are already known, in particular international applications WO 2008/1 13904 and WO 2009/066036, and will not be described in more detail.
  • the core is made of a porous material, being understood by "porous material” as a constant surface (that is, having many communicating cavities) in the form of foam, or in foamed form, or in the form of felt, or in the form of an aggregate of small elements such as balls.
  • some of the channels mentioned above have a variable flow passage section with at least a first channel zone whose passage section is greater than that of at least a second zone of the canal. Since the distribution of the pressure in a channel depends on the section of flow passage, these channels have areas of high pressure (associated with large passage sections) and areas of low pressure (associated with weak passage sections).
  • FIG. 3 illustrates the evolution of the section A (in m 2 ) of passage of the flow in the inlet channel 1 1 as a function of the longitudinal position X (in cm) along the median axis AA ' of the n-boat.
  • a first zone Z1 of small section close to the neck C air inlet, corresponding to a zone of low pressure and high speed operating on the aircraft;
  • FIG. 4 illustrates on the curves C1 to C3 several examples of the evolution of the section A, reported on the Acol section taken at the level of the neck C, of the passage of the flow in an annular channel as a function of the longitudinal position X (in m) along the median axis AA 'of the nacelle N.
  • the curves Rint and Rext illustrate the evolution of the internal and external radii of the annular channel in question as a function of the longitudinal position X. at least two distinct zones Z1, Z2, namely:
  • a first zone Z1 of small section corresponding to a zone of low pressure and high speed in operation on the aircraft
  • a second zone Z2 of large section corresponding to a zone of high pressure and low speed in operation on the aircraft.
  • This annular channel may be located in the downstream section SE3 or the outlet section SE4 of an n-boat.
  • this annular channel may correspond to the annular channel 34, or vein, situated between the downstream external structural element 30 ( Outer Fixed Structure) and the downstream internal structure element 31 (Inner Fixed Structure).
  • This annular channel may also be located in a nozzle member, such as in a primary or secondary nozzle member for a separate flow nacelle, or in a common nozzle member for a mixed flow nacelle.
  • the patent application US 2009/140104 A1 discloses a nacelle comprising blowing means for injecting a tangential air flow into the internal volume of the nacelle, where these blowing means comprise at least one air intake duct adapted to take the tangential air flow at the turbojet compressor, in order to guide the flow of air flow in the nacelle, so as to be maintained parallel to the axis longitudinal section of the nacelle and to eliminate any air thread detachment in the nacelle.
  • Patent Application EP 1 517 022 A2 discloses a turbojet noise attenuation method of increasing the speed of the flow locally, reducing the boundary layer and the associated turbulence and optimizing the refraction and absorption of sound with an acoustic covering , where the increase of this speed can be provided by means of a bypass pipe which sucks and blows air into the platform by differential pressure.
  • US Patent Application 3,572,960 A discloses the introduction of one or more ducts inside a fan cowl between output straightening fins and inlet guide vanes disposed in the duct. main flow, to remove at least substantially the wakes at the trailing edges of the inlet guide vanes, and thus reduce the noise.
  • the present invention aims to solve at least in part the aforementioned drawbacks by providing a nacelle in which the frictional pressure losses on the walls defining the channels of the nacelle, are reduced.
  • a turbojet engine nacelle comprising at least one nacelle element having a wall delimiting a main flow channel, said channel having a variable flow passage section with at least a first zone of the channel whose passage section is greater than that of at least one second zone of the channel, said nacelle further comprising at least one secondary flow conduit establishing a fluid connection between the first zone and the second channel zone in parallel with said channel, remarkable in that the wall of the nacelle element is covered, at least partially, by an acoustic attenuation panel extending in the first and second zones of the channel, said panel comprising:
  • a perforated skin at least partially delimiting the channel
  • a core interposed between the structuring skin and the perforated skin said core being made of an acoustic absorption material of the type having numerous internal cavities;
  • the or each duct has, on the one hand, a first end passing through the structuring skin in the first zone of the canal and, on the other hand, a second end passing through the structuring skin in the second zone of the channel, in order to establish the secondary flow in the conduit via the core and the perforated skin of the acoustic attenuation panel.
  • a secondary flow is obtained from the first zone to the second zone with:
  • the blowing in the second zone advantageously makes it possible to reduce the coefficient of friction of the boundary layer in this second zone, thus reducing the friction losses.
  • the flow of air flowing in the duct or ducts can also improve the cooling of the structure of the nacelle in the case where the air taken in the first zone or zones is cold. .
  • the duct or ducts define, on the one hand, in the first zone of the channel an inlet surface of the secondary flow and, on the other hand, in the second zone of the channel, an exit surface of the secondary flow, where the entrance surface is larger than that of the exit surface.
  • suction in the first zone will, on the other hand, increase the coefficient of friction of the boundary layer in this first zone. zone, thus increasing friction losses.
  • the invention makes it possible to reduce friction losses in the second zone or zones and to increase friction losses in the first zone or zones.
  • the suction speed in the first zone or zones must be as low as possible so as to limit the increase in the coefficient of friction in these first suction zones;
  • the blowing speed in the second zone or zones must be as strong as possible so as to reduce as much as possible the coefficient of friction in these second blast zones, which are also zones with a high flow velocity in the channel and so high drag.
  • suction surface greater than the blowing surface, in other words that the inlet surface of the secondary flow is greater in area than the area of the outlet surface of the outlet. secondary flow.
  • the ratio between the surface area of the entrance surface and the surface area of the exit surface is greater than 2, and preferably of the order of 4.
  • a ratio of 4 in other words a ratio of approximately 80% / 20% between these areas, is particularly suitable for nacelles.
  • the core of the acoustic attenuation panel has at least one inner wall disposed between the first end and the second end of the duct or conduits in order to establish the tightness of the core between the first zone and the second one. zone of the channel, thus advantageously providing a secondary flow in the duct or ducts, and not on the length of the soul.
  • the acoustic absorption material of the core of the acoustic attenuation panel is of the honeycomb structural material type, especially honeycomb, or porous material.
  • the or each nacelle element can be chosen from the following elements:
  • downstream external structure element situated downstream of the fan and surrounding the turbojet, said downstream outer structural element having an internal tubular wall delimiting, with a downstream internal structural element, an annular flow channel intended to channel the flow cold air circulating outside the turbojet engine;
  • downstream internal structural element located downstream of the fan and surrounding the turbojet, said downstream internal structural element having an outer annular wall defining, with the outer downstream structural element, an annular flow channel for channeling the cold air flow circulating outside the turbojet engine;
  • - Ejection nozzle element located downstream of the turbojet engine; said nozzle element having at least one annular wall defining an air outlet channel out of the nacelle.
  • conduits in several structural elements of the nacelle, just as it is possible to provide one or a plurality of conduits for the same channel.
  • FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a nacelle of known type
  • FIG. 3 is a graph illustrating the evolution of the passage section A of the flow in a nacelle inlet duct as a function of the longitudinal position X, with a schematic illustration at the top and right of this nacelle inlet channel;
  • FIG. 4 is a graph illustrating several evolution curves of the section A, reported on a section Acol taken at the level of the neck C of an annular channel (or vein) of a nacelle, passage of the flow in this annular channel of the nacelle according to the longitudinal position X, and the evolution of the internal and external radii this annular channel as a function of the longitudinal position X;
  • FIG. 5 is a schematic longitudinal sectional view of a nacelle according to the invention.
  • FIG. 6 is an enlarged view of the zone VI of FIG. 5;
  • FIG. 7 is a schematic perspective view of a known acoustic attenuation panel with a honeycomb structure for a nacelle according to the invention, illustrating the suction and the blowing in the first and second zones of a channel;
  • FIG. 8 is a graph illustrating several curves as a function of the suction speed by a duct in a second zone of a channel of a nacelle according to the invention, these curves illustrating the evolution of the coefficient of friction Cf in this second zone as a function of the longitudinal position X;
  • FIG. 9 is a graph illustrating several curves as a function of the blowing speed by a duct in a first zone of a channel of a nacelle according to the invention, these curves illustrating the evolution of the coefficient of friction Cf in FIG. this first zone as a function of the longitudinal position X;
  • FIG. 1 is a graph illustrating the evolution of the radius of the various inner / outer walls of the primary / secondary channels as a function of the longitudinal position X;
  • FIG. 1 1 is a graph illustrating the evolution of mach according to the longitudinal position X for an inner wall and an outer wall of an annular channel equipped with a conduit according to the invention.
  • a nacelle according to the invention is described with reference to FIGS 5 to 7.
  • This nacelle comprises at least one nacelle element having a wall delimiting a main flow channel, where this channel has a variable section of passage of the flow with at least a first zone Z1 of the channel whose passage section is greater than that of at least a second zone Z2 of the channel.
  • These nacelle elements have already been described above, namely the input structure element 1, the median structure element 2, the downstream external structural element 30, downstream internal structural element 31 and the the nozzle elements 4, such as, for example, the primary and secondary nozzle elements for a nacelle with separate streams and the common nozzle element for a mixed flow nacelle.
  • the downstream internal structural element 31 called Inner Fixed Structure (IFS), which has a wall with an outer tubular wall 33 delimiting, with the internal annular wall, is chosen.
  • IFS Inner Fixed Structure
  • 32 of the outer downstream structural element 30 the annular flow channel 34.
  • the other elements 1, 2, 30 and 4 could have been chosen to describe and illustrate the invention.
  • This annular channel 34 has two zones Z1, Z2 of distinct sections, namely:
  • a first zone Z1 of small section corresponding to a zone of low pressure and high speed in operation on the aircraft
  • a second zone Z2 of large section corresponding to a zone of high pressure and low speed in operation on the aircraft.
  • this nacelle further comprises at least one secondary flow duct 6 establishing a fluid connection between the first zone Z1 and the second zone Z2 of the channel 34 in parallel with this channel 34.
  • the nacelle may comprise a plurality of secondary flow conduits 6 establishing a fluid connection between the first zone Z1 and the second zone Z2 of the channel 34 in parallel with this channel 34.
  • An acoustic attenuation panel 5 is mounted on the outer tubular wall 33; this acoustic attenuation panel 5 being of the type already described above with a structuring skin 50, a perforated skin 51 and a core 52 made of an acoustic absorption material having numerous internal cavities.
  • the or each duct 6 has two opposite ends, namely:
  • the core 52 of the acoustic attenuation panel 5 has at least one inner wall 53 (shown schematically in FIG. 5) disposed between the first end and the second end of the duct or ducts in order to establish the tightness of the soul between the first zone and the second zone of the canal
  • the secondary flow is established in the duct 6, from the first end 61 to the second end 62, via the web 52 and the holes of the perforated skin 51 of the panel of FIG. acoustic attenuation 5, with:
  • FIG. 8 is a graph illustrating several CVO-CV5 curves illustrating the evolution of the coefficient of friction CF as a function of the longitudinal position X, the coefficient of friction CF being considered at the level of a wall delimiting a main flow channel, in a second zone (or blow zone) of this channel.
  • the CVO CV5 curves are functions of the blowing speed VS by a duct in this second zone of the channel, with:
  • the reduction of the coefficient of friction CF with the blowing speed VS is reduced by about 50% for a blowing speed of 0.3 m / s (CV3 curve) with respect to a zero blowing speed (CVO curve).
  • FIG. 9 is a graph illustrating several CVO 'to CV5' curves illustrating the evolution of the coefficient of friction CF as a function of the longitudinal position X, the coefficient of friction CF being considered at the level of a wall delimiting a flow channel in a first zone (or suction zone) of this channel.
  • Curves CVO 'to CV5' are functions of the VA suction velocity through a duct in this first channel zone, with:
  • the increase of the coefficient of friction CF with the suction speed VA is increased by about 15% for a suction speed of 0.06 m / s (curve CV3 ') with respect to a suction speed of zero (CVO' curve).
  • the suction surface is greater than the blowing surface, so that the suction speed VA in the first zone Z1 is lower than the blowing speed VS in the second zone Z2, as shown schematically in FIGS. 6 and 7 with the arrows FA which symbolize the suction in the first zone Z1 and the arrows FS which symbolize the blowing in the second zone Z2.
  • the inlet surface of the secondary flow is greater in area than the area of the outlet surface of the secondary flow (blowing surface).
  • the ratio between the area of the entrance surface (or suction surface) and the area of the exit surface (blowing surface) is about 80% / 20% , ie of the order of 4.
  • FIG. 11 is a graph illustrating the evolution of the mach (or Mach number) as a function of the longitudinal position X for an inner wall (CMint curve) and an outer wall (CMext curve) of an annular channel in order to illustrate the location of the first zone Z1 suction and the second zone Z2 blowing. It is estimated with the invention a specific consumption gain of about 0.2%; this gain of 0.2% being calculated from the overall decrease of the coefficient of friction which makes it possible to determine the gain in pressure drop in the annular channel. Then, an exchange coefficient makes it possible to calculate the equivalent in terms of gain of specific consumption.

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Abstract

L'invention porte sur une nacelle de turboréacteur comportant au moins un élément de nacelle (31 ) présentant une paroi (33) délimitant un canal (34) d'écoulement principal, ledit canal (34) présentant une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone (Z1 ) du canal (34) dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone (Z2) du canal (34), et comportant au moins un conduit (6) d'écoulement secondaire établissant une liaison fluidique entre la première zone (Z1 ) et la deuxième zone (Z2) du canal (34) en parallèle dudit canal (34). Selon l'invention, la paroi de l'élément de nacelle est recouverte, au moins partiellement, par un panneau d'atténuation acoustique (5) s ' étendant dans lesdites zones du canal, le ou chaque conduit traversant panneau d'atténuation acoustique afin d'établir l'écoulement secondaire via ce panneau d'atténuation acoustique. La présente invention trouve une application dans le domaine avionique.

Description

NACELLE DE TURBOREACTEUR
La présente invention se rapporte à une nacelle de turboréacteur. Elle se rapporte plus particulièrement à une nacelle comportant au moins u n élément de nacel le présentant une paroi délimitant un canal d'écoulement principal, ledit canal présentant une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone du canal dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone du canal.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseurs de poussée.
En référence à la figure 1 , une nacelle N présente généralement une structure tubulaire comprenant une section d'entrée d'air SE1 en amont du turboréacteur (non illustré), une section médiane SE2 destinée à entourer une soufflante S du turboréacteur, une section aval SE3 abritant généralement des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une section de sortie SE4 dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
La section d'entrée d'air SE1 se présente sous la forme d'un élément de structu re d'entrée 1 de la nacel le N, s itu é en a m ont du turboréacteur et de la soufflante S du turboréacteur, et cet élément de structure d'entrée 1 présente une paroi tubulaire interne 10 délimitant un canal d'entrée 1 1 de l'air dans la nacelle N.
La section médiane SE2 se présente sous la forme d'un élément de structure médian 2, situé en amont du turboréacteur et entourant la soufflante S, et cet élément de structure médian 2 présente une paroi tubulaire interne 20 délimitant, avec la soufflante S, un canal annulaire 21 de circulation de l'air.
La section aval SE3 comporte deux éléments de structure aval 30, 31 concentriques, situés e n ava l d e l a so uffl a n te S et entourant le turboréacteur, à savoir :
- un élément de structure externe aval 30, dit Outer Fixed Structure (OFS) ; et - un élément de structure interne aval 31 , dit Inner Fixed Structure (IFS). Cet élément de structure externe aval 30 présente une paroi tubulaire interne 32 et cet élément de structure interne aval 31 présente une paroi annulaire externe 33, où ces parois tubulaires 32 et 33 délimitent entre elles un canal d'écoulement annulaire 34, également appelé veine, destiné à canaliser le flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur.
En fonctionnement, le turboréacteur du type double flux génère par l'interméd iaire des pâles de la soufflante S en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur dans le canal d'écoulement annulaire 34.
La section de sortie SE4 comporte au moins un élément de tuyère 4 d'éjection des gaz, situé en aval du turboréacteur, où cet élément de tuyère 4 comporte au moins une paroi annulaire 40 délimitant un canal de sortie 41 de l'air hors de la nacelle N. De la sorte, les flux primaire et secondaire sont éjectés du moteur par l'arrière de la nacelle N, via le ou ces canaux de sortie 41 .
Dans une nacelle dite à flux séparés, les flux primaire et secondaire ne sont pas mélangés, c'est-à-dire qu'ils sont séparés en sortie et circulent respectivement dans des éléments de tuyère primaire et secondaire. Dans une nacelle dite à flux mélangés, les flux primaire et secondaire sont mélangés en aval du moteur au sein d'un élément de tuyère commune.
Pour limiter la pollution sonore des avions et comme illustré sur la figure 1 , il est classique de recouvrir, au moins partiellement, les parois des différents éléments de nacelle par des panneaux d'atténuation acoustique 5.
La figure 2 illustre un exemple de panneau d'atténuation acoustique 5, du type panneau composite sandwich, comportant :
- une peau structurante 50, du type peau imperméable à l'air dite « pleine », fixée contre la paroi de l'élément de nacelle concerné ;
- une peau perforée 51 , du type peau perméable à l'air dite « acoustique », délimitant au moins partiellement le canal d'écoulement dans cet élément de nacelle ;
- une âme 52 intercalée entre la peau structurante 50 et la peau perforée 51 , ladite âme 52 étant réalisée dans un matériau d'absorption acoustique du type présentant de nombreuses cavités internes. De tels panneaux constituent des résonnateurs acoustiques aptes à « piéger » le bruit et donc à atténuer les émissions sonores en direction de l'extérieur de la nacelle.
Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 2, l'âme 52 est réalisée dans un matériau à structure alvéolaire, du type à nid d'abeille. Ce matériau comporte une pluralité de cellules alvéolaires délimitées par des parois latérales, chaque cellule alvéolaire communicant avec ces voisines. De tels panneaux à structure alvéolaire sont déjà connus, notamment des demandes internationales WO 2008/1 13904 et WO 2009/066036, et ne seront pas décrits plus en détail.
Dans un mode de réalisation non illustré, décrit notamment dans les demandes de brevet français FR 2 938 014 et FR 2 934 641 , l'âme est réalisée dans un matériau poreux, étant entendu par « matériau poreux » un m até ri a u o uvert (c' est-à-d i r e p r é s e n t a n t d e nombreuses cavités communicantes) se présentant sous forme de mousse, ou sous forme expansée, ou sous forme de feutre, ou sous forme d'un agrégat d'éléments de petite taille tels que des billes.
Suivant l'architecture de la nacelle, certains des canaux mention nés ci-dessus présentent une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone du canal dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone du canal. Etant donné que la répartition de la pression dans un canal dépend de la section de passage de l'écoulement, ces canaux présentent des zones de forte pression (associées à de grandes sections de passage) et des zones de faible pression (associées à de faibles sections de passage).
La figure 3 illustre l'évolution de la section A (en m2) de passage de l'écoulement dans le canal d'entrée 1 1 en fonction de la position longitudinale X (en cm) le long de l'axe médian AA' de la nacelle N. On distingue au moins deux zones Z1 , Z2 distinctes, à savoir :
- une première zone Z1 de faible section, proche du col C entrée d'air, correspondant à une zone de faible pression et de haute vitesse en fonctionnement sur l'avion ; et
- une deuxième zone Z2 de grande section, proche de la soufflante, correspondant à u n e zo n e d e forte pression et de faible vitesse en fonctionnement sur l'avion. La figure 4 il lustre sur les courbes C1 à C3 plusieurs exemples d'évolution de la section A, rapportée sur la section Acol prise au niveau du col C, de passage de l'écoulement dans u n canal annulaire en fonction de la position longitudinale X (en m) le long de l'axe médian AA' de la nacelle N. Les courbes Rint et Rext illustrent l'évolution des rayons internes et externes du canal annulaire en question en fonction de la position long itud inale X. On distingue au moins deux zones Z1 , Z2 distinctes, à savoir :
- une première zone Z1 de faible section, correspondant à une zone de faible pression et de haute vitesse en fonctionnement sur l'avion ; et
- une deuxième zone Z2 de grande section correspondant à une zone de forte pression et de faible vitesse en fonctionnement sur l'avion.
Ce canal annulaire peut être situé dans la section aval SE3 ou la section de sortie SE4 d'une nacelle N. Par exemple, ce canal annulaire peut correspondre au canal annulaire 34, ou veine, situé entre l'élément de structure externe aval 30 (Outer Fixed Structure) et l'élément de structure interne aval 31 (Inner Fixed Structure). Ce canal annulaire peut également être situé dans un élément de tuyère, comme par exemple dans un élément de tuyère primaire ou secondaire pour une nacelle à flux séparés, ou dans un élément de tuyère commune pour une nacelle à flux mélangés.
Cependant, sur les parois délimitant les différents canaux de la nacelle, les couches limites turbulentes de l'écoulement créent des pertes de charges par frottement. L'impact de ces pertes de charge sur la performance du turboréacteur et donc sur la consommation de carburant est significatif. La Demanderesse a ainsi constaté une perte d'environ 1 ,5 % de la consommation de carburant du fait de ces frottements dans l'élément de tuyère secondaire d'une nacelle à flux séparés.
L'état de la technique peut également être illustré par les enseignements des demandes de brevet US 2009/1401 04 A1 , EP 1 517 022 A2 et US 3 572 960 A.
La demande de brevet US 2009/140104 A1 divulgue une nacelle comportant des moyens de soufflage destinés à injecter un flux d'air tangentiel dans le volume interne de la nacelle, où ces moyens de soufflage comportent au moins un conduit d'arrivée d'air apte à prélever le flux d'air tangentiel au niveau des compresseurs du turboréacteur, afin de guider l'écoulement du flux d'air dans la nacelle, de manière à être maintenu parallèlement à l'axe longitudinal de la nacelle et à supprimer les éventuels décollements de filets d'air dans la nacelle.
La demande de brevet EP 1 517 022 A2 divulgue une méthode d'atténuation du bruit de turboréacteur consistant à augmenter la vitesse du flux localement, réduire la couche limite et les turbulences associées et optimiser la réfraction et l'absorption du son avec un recouvrement acoustique, où l'augmentation de cette vitesse peut être prévue au moyen d'une conduite by-pass qui aspire et souffle de l'air dans la nacelle par différentiel de pression.
La demande de brevet US 3 572 960 A divulgue la mise en place d'un ou plusieurs conduits à l'intérieur d'un capot de soufflante, entre des ailettes redresseuses de sortie et des ailettes directrices d'entrée disposées dans le canal d'écoulement principal, pour éliminer au moins substantiellement les sillages aux bords de fuite des ailettes directrices d'entrée, et donc réduire le bruit.
La présente invention a pour but de résoudre au moins en partie les inconvénients précités en proposant une nacelle dans laquelle les pertes de charges par frottement, sur les parois délimitant les canaux de la nacelle, sont réduites.
A cet effet, elle propose une nacelle de turboréacteur comportant au moins un élément de nacelle présentant une paroi délimitant un canal d'écoulement principal, ledit canal présentant une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone du canal dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone du canal, ladite nacelle comportant en outre au moins un conduit d'écoulement secondaire établissant une liaison fluidique entre la première zone et la deuxième zone du canal en parallèle dudit canal, remarquable en ce que la paroi de l'élément de nacelle est recouverte, au moins partiellement, par un panneau d'atténuation acoustique s'étendant dans la première et la deuxième zones du canal, ledit panneau comportant :
- une peau structurante fixée contre ladite paroi de l'élément de nacelle ;
- une peau perforée délimitant au moins partiellement le canal ;
- une âme intercalée entre la peau structurante et la peau perforée, ladite âme étant réal isée dans u n matériau d'absorption acoustique du type présentant de nombreuses cavités internes ;
et où le ou chaque conduit présente, d'une part, une première extrémité traversant la peau structurante dans la première zone du canal et, d'autre part, une deuxième extrémité traversant la peau structurante dans la deuxième zone du canal, afin d'établir l'écoulement secondaire dans le conduit via l'âme et la peau perforée du panneau d'atténuation acoustique.
Lors du fonctionnement sur l'avion, le différentiel de pression entre la première zone (forte pression) et la deuxième zone (faible pression) permet de créer un écoulement secondaire entre ces deux zones. Ainsi, avec ce ou ces conduits, on obtient un écoulement secondaire de la première zone vers la deuxième zone avec :
- une aspiration dans la première zone, autrement dit dans la ou les zones à forte pression ; et
- un soufflage dans la deuxième zone, autrement dit dans la ou les zones à faible pression.
Plus précisément, on obtient un écoulement secondaire de la première zone vers la deuxième zone avec :
- une aspiration dans la première zone, à travers les trous ménagés dans la peau perforée et à travers l'âme ; et
- un soufflage dans la deuxième zone, également à travers les trous ménagés dans la peau perforée et à travers l'âme.
Le soufflage dans la deuxième zone permet avantageusement de diminuer le coefficient de frottement de la couche limite dans cette deuxième zone, réduisant ainsi les pertes de charges par frottement.
Avec ce ou ces conduits, l'air prélevé dans le canal de la nacelle est réinjecté dans le même canal de la nacelle, de sorte que cet écoulement secondaire ne constitue pas une fuite. Ce ou ces conduits forment ainsi un système passif d'aspiration et de soufflage, sans source externe d'écoulement.
En outre, le débit d'air circulant dans le ou les conduits (autrement dit dans l'écoulement secondaire) peut également améliorer le refroidissement de la structure de la nacelle dans le cas où l'air prélevé dans la ou les premières zones est froid.
Dans une réalisation avantageuse, le ou les conduits définissent, d'une part, dans la première zone du canal une surface d'entrée de l'écoulement secondaire et, d'autre part, dans la deuxième zone du canal une surface de sortie de l'écoulement secondaire, où la surface d'entrée est de superficie supérieure à celle de la surface de sortie.
En effet, l 'aspiration dans la prem ière zone va par contre augmenter le coefficient de frottement de la couche limite dans cette première zone, augmentant ainsi les pertes de charges par frottement. Ainsi, l'invention permet de d iminuer les pertes de charge par frottement dans la ou les deuxièmes zones et augmenter les pertes de charge par frottement dans la ou les premières zones.
Pour diminuer les pertes de charge par frottement de façon globale, autrement d it sur l'ensemble des zones du canal , et ainsi améliorer la performance du turboréacteur et diminuer la consommation de carburant, il est avantageux d'avoir les conditions suivantes :
- la vitesse d'aspiration dans la ou les premières zones doit être la plus faible possible de façon à limiter l'augmentation du coefficient de frottement dans ces premières zones d'aspiration ; et
- la vitesse de soufflage dans la ou les deuxièmes zones doit être la plus forte possible de façon à diminuer le plus possible le coefficient de frottement dans ces deuxièmes zones de soufflage, qui sont également des zones à fortes vitesse d'écoulement dans le canal et donc à forte traînée.
Pour ce faire, il est avantageux d'avoir une surface d'aspiration plus importante que la surface de soufflage, autrement dit que la surface d'entrée de l'écoulement secondaire soit de superficie supérieure à la superficie de la surface de sortie de l'écoulement secondaire.
Avantageusement, le ratio entre la superficie de la surface d'entrée et la superficie de la surface de sortie est supérieur à 2, et de préférence de l'ordre de 4. Un ratio de 4, autrement dit un ratio d'environ 80% / 20% entre ces superficies, est particulièrement approprié pour les nacelles.
Selon une caractéristique, l'âme du panneau d'atténuation acoustique présente au moins une paroi interne disposée entre la première extrémité et la deuxième extrémité du ou des conduits afin d'établir l'étanchéité de l'âme entre la première zone et la deuxième zone du canal, assurant ainsi de manière avantageuse un écoulement secondaire dans le ou les conduits, et non sur la longueur de l'âme.
Selon u ne autre caractéristiq ue, le matériau d'absorption acoustique de l'âme du panneau d'atténuation acoustique est du type matériau à structure alvéolaire, notamment à nid d'abeille, ou matériau poreux.
Le ou chaque élément de nacelle peut être choisi parmi les éléments suivants :
- élément de structure d'entrée de la nacelle, situé en amont du turboréacteur et d'une soufflante du turboréacteur, ledit élément de structure d'entrée présentant une paroi tubulaire interne délimitant un canal d'entrée de l'air dans la nacelle ;
- élément de structure médian, situé en amont du turboréacteur et entourant la soufflante, ledit élément de structure médian présentant une paroi tubulaire interne délimitant, avec la soufflante, un canal annulaire de circulation de l'air ;
- élément de structure externe aval, situé en aval de la soufflante et entourant le turboréacteur, ledit élément de structure externe aval présentant une paroi tubulaire interne délimitant, avec un élément de structure interne aval, un canal d'écoulement annulaire destiné à canaliser le flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur ;
- élément de structure interne aval, situé en aval de la soufflante et entourant le turboréacteur, ledit élément de structure interne aval présentant une paroi annulaire externe délimitant, avec l'élément de structure externe aval, un canal d'écoulement annulaire destiné à canaliser le flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur ;
- élément de tuyère d'éjection situé en aval du turboréacteur ; ledit élément de tuyère comportant au moins une paroi annulaire délimitant un canal de sortie de l'air hors de la nacelle.
Il est ainsi possible de disposer de tels conduits dans plusieurs éléments de structure de la nacelle, tout comme il est possible de prévoir un ou une pluralité de conduits pour un même canal.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, d'un exemple de mise en œuvre non l im itatif, faite en référence aux figures annexées dans lesquelles :
- la fig ure 1 , déjà commentée, est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle de type connu ;
- la figure 2, déjà commentée, est une vue schématique en perspective d'un panneau d'atténuation acoustique connu à structure alvéolaire pour nacelle, avec arrachement partiel de l'une de ses peaux ;
- la figure 3, déjà commentée, est un graphe illustrant l'évolution de la section A de passage de l'écoulement dans un canal d'entrée de nacelle en fon ction d e l a pos ition longitudinale X, avec une illustration schématique en haut et à droite de ce canal d'entrée de nacelle ;
- l a fig u re 4 , déjà commentée, est u n graphe illustrant plusieurs courbes d'évolution de la section A, rapportée sur une section Acol prise au niveau du col C d'un canal annulaire (ou veine) d'une nacelle, de passage de l'écoulement dans ce canal annulaire de la nacelle en fonction de la position longitudinale X, ainsi que l'évolution des rayons internes et externes de ce canal annulaire en fonction de la position longitudinale X ;
- la figure 5 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle conforme à l'invention ;
- la figure 6 est une vue agrandie de la zone VI de la figure 5 ;
- la figure 7 est une vue schématique en perspective d'un panneau d'atténuation acoustique connu à structure alvéolaire pour une nacelle conforme à l'invention, illustrant l'aspiration et le soufflage dans les première et deuxième zones d'un canal ;
- la figure 8 est un graphe illustrant plusieurs courbes en fonction de la vitesse d'aspiration par un conduit dans une deuxième zone d'un canal d'une nacelle conforme à l'invention, ces courbes illustrant l'évolution du coefficient de frottement Cf dans cette deuxième zone en fonction de la position longitudinale X ;
- la figure 9 est un graphe illustrant plusieurs courbes en fonction de la vitesse de soufflage par un conduit dans une première zone d'un canal d'une nacelle conforme à l'invention, ces courbes illustrant l'évolution du coefficient de frottement Cf dans cette première zone en fonction de la position longitudinale X ;
- l a fig u re 1 0 est u n g ra phe i l lustrant l'évolution du rayon des différentes parois interne / externe des canaux primaire / secondaire en fonction de la position longitudinale X ;
- la figure 1 1 est un graphe illustrant l'évolution du mach en fonction de la position longitudinale X pour une paroi intérieure et une paroi extérieure d'un canal annulaire équipé d'un conduit conforme à l'invention.
Une nacelle conforme à l'invention est décrite en référence aux figu res 5 à 7. Cette nacelle comporte au moins un élément de nacelle présentant une paroi délimitant un canal d'écoulement principal, où ce canal présente une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone Z1 du canal dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone Z2 du canal. Ces éléments de nacelle ont déjà été décrits ci-dessus, à savoir l'élément de structure d'entrée 1 , l'élément de structure médian 2, l'élément de structure externe aval 30, élément de structure interne aval 31 et le ou les éléments de tuyère 4, comme par exemple les éléments de tuyère primaire et secondaire pour une nacelle à flux séparés et l'élément de tuyère commune pour une nacelle à flux mélangés.
Pour la suite de la description, et comme illustré sur la figure 5, on choisit l'élément de structure interne aval 31 , dit Inner Fixed Structure (IFS) qui présente une paroi une paroi tubulaire externe 33 dél imitant, avec la paroi annulaire interne 32 d e l 'élément de structure externe aval 30, 1e canal d'écoulement annulaire 34. Bien entendu, les autres éléments 1 , 2, 30 et 4 auraient pu être choisis pour décrire et illustrer l'invention.
Ce canal annulaire 34 présente deux zones Z1 , Z2 de sections distinctes, à savoir :
- une première zone Z1 de faible section, correspondant à une zone de faible pression et de haute vitesse en fonctionnement sur l'avion ; et
- une deuxième zone Z2 de grande section correspondant à une zone de forte pression et de faible vitesse en fonctionnement sur l'avion.
Conformément à l'invention, cette nacelle comporte en outre au moins un conduit 6 d'écoulement secondaire établissant une liaison fluidique entre la première zone Z1 et la deuxième zone Z2 du canal 34 en parallèle de ce canal 34. Selon l'invention, la nacelle peut comporter une pluralité de conduits 6 d'écoulement secondaire établissant une liaison fluidique entre la première zone Z1 et la deuxième zone Z2 du canal 34 en parallèle de ce canal 34.
Un panneau d'atténuation acoustique 5 est monté sur la paroi tubulaire externe 33 ; ce panneau d'atténuation acoustique 5 étant du type déjà décrit ci-dessus avec une peau structurante 50, une peau perforée 51 et une âme 52 réalisée dans un matériau d'absorption acoustique présentant de nombreuses cavités internes.
Comme visible sur la figure 6, le ou chaque conduit 6 présente deux extrémités opposées, à savoir :
- une première extrémité 61 traversant la peau structurante 50 dans la première zone Z1 du canal 34 ; et
- une deuxième extrémité 62 traversant la peau structurante 50 dans la deuxième zone Z2 du canal 34. En outre, l'âme 52 du panneau d'atténuation acoustique 5 présente au moins une paroi interne 53 (schématisée sur la figure 5) disposée entre la première extrémité et la deuxième extrémité du ou des conduits afin d'établir l'étanchéité de l'âme entre la première zone et la deuxième zone du canal
Comme schématisé par les flèches sur la figure 6, l'écoulement secondaire s'établit dans le conduit 6, de la première extrémité 61 vers la deuxième extrémité 62, via l'âme 52 et les trous de la peau perforée 51 du panneau d'atténuation acoustique 5, avec :
- une aspiration dans la première zone Z1 , à travers les trous ménagés dans la peau perforée 51 , l'âme 52 et la première extrémité 61 du conduit 6 ; et
- un soufflage dans la deuxième zone Z2, à travers la deuxième extrémité 62 du conduit 6, les trous ménagés dans la peau perforée 51 et l'âme 52.
La figure 8 est un graphe illustrant plusieurs courbes CVO à CV5 illustrant l'évolution du coefficient de frottement CF en fonction de la position longitudinale X, le coefficient de frottement CF étant considéré au niveau d'une paroi délimitant un canal d'écoulement principal, dans une deuxième zone (ou zone de soufflage) de ce canal . Les courbes CVO à CV5 sont fonctions de la vitesse de soufflage VS par un conduit dans cette deuxième zone du canal, avec :
- CVO : courbe d'évolution de CF pour VS = 0 m/s ;
- CV1 : courbe d'évolution de CF pour VS = 0,1 m/s ;
- CV2 : courbe d'évolution de CF pour VS = 0,2 m/s ;
- CV3 : courbe d'évolution de CF pour VS = 0,3 m/s ;
- CV4 : courbe d'évolution de CF pour VS = 0,4 m/s ; et
- CV5 : courbe d'évolution de CF pour VS = 0,5 m/s.
O n note , s u r cette figure 8, la diminution du coefficient de frottement CF avec la vitesse de soufflage VS. Autrement dit, plus la vitesse de soufflage VS est grande et plus le coefficient de frottement CF est faible. Ainsi, le coefficient de frottement CF est réduit d'environ 50% pour une vitesse de soufflage de 0.3 m/s (courbe CV3) par rapport à une vitesse de soufflage nulle (courbe CVO).
La figure 9 est un graphe illustrant plusieurs courbes CVO' à CV5' illustrant l'évolution du coefficient de frottement CF en fonction de la position longitudinale X, le coefficient de frottement CF étant considéré au niveau d'une paroi délimitant un canal d'écoulement principal, dans une première zone (ou zone d'aspiration) de ce canal . Les courbes CVO' à CV5' sont fonctions de la vitesse d'aspiration VA par un conduit dans cette première zone du canal, avec :
- CVO' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0 m/s ;
- CV1 ' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0,02 m/s ;
- CV2' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0,04 m/s ;
- CV3' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0,06 m/s ;
- CV4' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0,08 m/s ; et
- CV5' : courbe d'évolution de CF pour VA = 0,10 m/s.
On note, sur cette figure 9, l'augmentation du coefficient de frottement CF avec la vitesse d'aspiration VA. Autrement dit, plus la vitesse d'aspiration VA est grande et plus le coefficient de frottement CF est grand. Ainsi, le coefficient de frottement CF est augmenté d'environ 15% pour une vitesse d'aspiration de 0.06 m/s (courbe CV3') par rapport à une vitesse d'aspiration nulle (courbe CVO').
Pour diminuer les pertes de charge par frottement de façon globale, autrement dit sur l'ensemble des zones Z1 , Z2 du canal 34, et ainsi améliorer la performance du turboréacteur et diminuer la consommation de carburant, la surface d'aspiration est plus importante que la surface de soufflage, de sorte que la vitesse d'aspiration VA dans la première zone Z1 est plus faible que la vitesse de soufflage VS dans la deuxième zone Z2, comme schématisé sur les figures 6 et 7 avec les flèches FA qui symbolisent l'aspiration dans la première zone Z1 et les flèches FS qui symbolisent le soufflage dans la deuxième zone Z2.
Autrement dit, la surface d'entrée de l'écoulement secondaire (ou surface d'aspiration) est de superficie supérieure à la superficie de la surface de sortie de l'écoulement secondaire (surface de soufflage).
Pour avoir un bon compromis entre aspiration et soufflage, le ratio entre la superficie de la surface d'entrée (ou surface d'aspiration) et la superficie de la surface de sortie (surface de soufflage) est d'environ 80% / 20%, soit de l'ordre de 4.
La figure 1 1 est un graphe illustrant l'évolution du mach (ou nombre de Mach) en fonction de la position longitudinale X pour une paroi intérieure (courbe CMint) et une paroi extérieure (courbe CMext) d'un canal annulaire afin d'illustrer la localisation de la première zone Z1 d'aspiration et de la deuxième zone Z2 de soufflage. On estime avec l'invention un gain de consommation spécifique d'environ 0,2% ; ce gain de 0,2% étant calculé à partir de la diminution globale du coefficient de frottement qui permet de déterminer le gain en perte de charge dans le canal annulaire. Ensuite, un coefficient d'échange permet de calculer l'équivalent en terme de gain de consommation spécifique.
Bien entendu l'exemple de mise en œuvre évoqué ci-dessus ne présente aucun caractère limitatif et d'autres détails et améliorations peuvent être apportés à la nacelle selon l'invention, sans pour autant sortir du cadre de l'invention où d'autres localisations du ou des conduits et/ou d'autres formes de paroi d'atténuation acoustique peuvent par exemple être réalisées.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Nacelle de turboréacteur comportant au moins un élément de nacelle (31 ) présentant une paroi (33) délimitant un canal (34) d'écoulement principal, ledit canal (34) présentant une section variable de passage de l'écoulement avec au moins une première zone (Z1 ) du canal (34) dont la section de passage est supérieure à celle d'au moins une deuxième zone (Z2) du canal (34), ladite nacelle comportant en outre au moins un conduit (6) d'écoulement secondaire établissant une liaison fluidique entre la première zone (Z1 ) et la deuxième zone (Z2) du canal (34) en parallèle dudit canal (34) , caractérisée en ce que la paroi (33) de l'élément de nacelle (31 ) est recouverte, au moins partiellement, par un panneau (5) d'atténuation acoustique s'étendant dans la première (Z1 ) et la deuxième (Z2) zones du canal (34), ledit panneau (5) comportant :
- une peau structurante (50) fixée contre ladite paroi (33) de l'élément de nacelle (31 ) ;
- une peau perforée (51 ) délimitant au moins partiellement le canal (34) ;
- une âme (52) intercalée entre la peau structurante (50) et la peau perforée (51 ), ladite âme (52) étant réalisée dans un matériau d'absorption acoustique du type présentant de nombreuses cavités internes ;
et dans laquelle le ou chaque conduit (6) présente, d'une part, une première extrémité (61 ) traversant la peau structurante (50) dans la première zone (Z1 ) du canal (34) et, d'autre part, une deuxième extrémité (62) traversant la peau structurante dans la deuxième zone (Z2) du canal (34), afin d'établir l'écoulement secondaire dans le condu it (6) via l'âme (52) et la peau perforée (51 ) du panneau (5) d'atténuation acoustique.
2. Nacelle selon la revendication 1 , dans laquelle le ou les conduits (6) définissent, d'une part, dans la première zone (Z1 ) du canal (34) une surface d'entrée de l'écoulement secondaire et, d'autre part, dans la deuxième zone (Z2) du canal (34) une surface de sortie de l'écoulement secondaire, où la surface d'entrée est de superficie supérieure à celle de la surface de sortie.
3. Nacelle selon la revendication 2, dans laquelle le ratio entre la superficie de la surface d'entrée et la superficie de la surface de sortie est supérieur à 2, de préférence de l'ordre de 4.
4. Nacelle selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'âme (52) du panneau (5) d'atténuation acoustique présente au moins une paroi interne (53) disposée entre la première extrémité (61 ) et la deuxième extrémité (62) du ou des conduits (6) afin d'établir l'étanchéité de l'âme (52) entre la première zone (Z1 ) et la deuxième zone (Z2) du canal (34).
5. Nacelle selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle le matériau d'absorption acoustique de l'âme (52) du panneau d'atténuation acoustique (5) est du type matériau à structure alvéolaire, notamment à nid d'abeille, ou matériau poreux.
6. Nacelle selon l'une quelconque des revend ications 1 à 5, dans laquelle le ou chaque élément de nacelle est un élément de structure d'entrée (1 ) de la nacel le , s itué en amont du turboréacteur et d'une soufflante (S) du turboréacteur, led it élément de structure d'entrée (1 ) présentant une paroi (10) tubulaire interne délimitant un canal (1 1 ) d'entrée de l'air dans la nacelle.
7. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquel le le ou chaq ue élément de nacel le est un élément de structure médian (2), situé en amont du turboréacteur et entourant la soufflante (S), led it élément de structure médian (2) présentant une paroi (20) tubulaire interne dél im itant, avec la soufflante (S), u n canal (21 ) annulaire de circulation de l'air.
8. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquel le le ou chaq ue élément de nacel le est un élément de structure externe aval (30), situ é en ava l de l a souffl a nte (S) et entourant le turboréacteur, ledit élément de structure externe aval (30) présentant une paroi (32) tubulaire interne délimitant, avec un élément de structure interne aval (31 ), un canal (34) d'écoulement annulaire destiné à canaliser le flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur.
9. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le ou chaque élément de nacelle est un élément de structure interne aval (31 ), situé en aval de la soufflante (S) et entourant le turboréacteur, ledit élément de structure interne aval (31 ) présentant une paroi (33) annulaire externe délimitant, avec l'élément de structure externe aval (30), un canal (34) d'écoulement annulaire destiné à canaliser le flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur.
10. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le ou chaque élément de nacelle est un élément de tuyère (4) d'éjection situé en aval du turboréacteur, ledit élément de tuyère (4) comportant au moins une paroi (40) annulaire délimitant un canal (41 ) de sortie de l'air hors de la nacelle.
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